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为研究吸力面展向凹槽在不同雷诺数下对叶栅损失特性的影响,以高负荷扩压叶栅为研究对象,基于数值模拟方法深入分析了不同凹槽方案对叶栅损失的控制效果。研究结果表明:在雷诺数为5.5×105条件下,展向凹槽使吸力面湍动能增加,转捩提前,同时凹槽的扰动会造成较大的湍流边界层损失,使得总体损失增大,但合理的凹槽设计仍可有效改善-9°冲角条件下的流动损失;在雷诺数为1.35×105和4×104条件下,展向凹槽改善了叶型前缘载荷分布,抑制了层流分离泡的发展,在设计冲角条件可使总压损失最大减小8.45%。随着雷诺数降低,展向凹槽组位置越靠近叶型前缘,在-9°~+6°冲角内,其减损效果越好。但在设计冲角条件下,3-4-5-6凹槽组的作用效果在3种雷诺数下均是最优的。 相似文献
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以跨声速风扇为研究对象,采用全周三维非定常数值模拟方法研究静叶根部20°正弯对总压畸变条件下风扇性能和流场结构的影响.通过对设计转速下风扇全工况进行求解,对比分析了静叶采用直叶片和弯叶片时设计点和近失速点的风扇性能和流场结构.通过与均匀进口条件的风扇性能对比,探讨弯叶片对风扇效率、稳定边界以及抗畸变能力的影响,重点研究弯叶片对动静叶流动损失的影响以及对级性能的影响和改善机理.研究表明,均匀进口时,根部20°正弯静叶可以改善风扇在近失速点附近的性能,而在设计点附近,弯叶片的作用不明显;进口总压畸变条件下,静叶根弯20°能有效改善风扇性能,提高稳定性;静叶根弯对流场的影响取决于具体的流场结构,流动状态越恶劣,弯叶片的作用越明显. 相似文献
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为了明晰S弯喷管的流固耦合特性,数值模拟了流固耦合作用下双S弯收敛喷管的结构变形特征及其内/外流特性。结果表明:S弯喷管的圆转方弯曲构型产生了非均匀的流场分布,并增强了结构的弹性特征,它们通过交换气动载荷与变形位移数据形成了S弯喷管流固耦合的作用机理。在气动载荷作用下,S弯喷管沿Y向的最大变形位移为25.3mm,它位于喷管出口上壁面的中心位置。当喷管的结构变形稳定时,第二弯转弯处下壁面的气流加速至局部超音速,壁面静压大幅降低;第一弯下游上壁面附近形成了气流分离区;喷管出口喷流沿轴向向上偏转。流固耦合作用导致S弯喷管的流量系数减小0.6%,推力系数降低1.8%。矩形截面与弯曲构型是影响S弯喷管流固耦合特性的主要几何特征,其中矩形截面能够显著增大喷管的变形位移;S形弯曲构型虽然能够有效抑制变形特征,但它导致喷管多个区域出现变形,喷管的结构变形分布变得更加复杂。 相似文献
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提出一种新型的自适应遗传算法。结合Logistic函数和余弦函数,对交叉、变异算子曲线进行非线性化处理,实现了交叉算子和变异算子的非线性自适应调整。用新算法求解测试函数,结果表明新算法能够提高收敛速度和精确度,有效地跳出局部收敛,避免早熟现象发生。并基于提出的新型自适应遗传算法,研究了截尾随机-模糊-区间变量的混合可靠性模型的优化问题,建立了以混合可靠性指标作为优化约束条件的混合可靠性优化模型。以某型飞机变速箱同步器系统的优化设计为例,验证了该模型在工程应用中的有效性。 相似文献
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深空探测车单轮牵引性能的离散元仿真 总被引:2,自引:1,他引:1
利用离散元数值分析方法,对矩形、直角梯形和三角形截面轮齿车轮与土壤颗粒单元的相互作用进行仿真研究.分析细观尺度下,土壤颗粒单元受3种轮齿车轮扰动后的接触反力分布规律.采用坐标转换和代数求和的数学方法,建立细观离散元分析结果与宏观车轮牵引性能参数的对应关系,推导土壤推力、行驶阻力及其挂钩牵引力的表达式,以研究轮齿截面的几何形状对车轮牵引性能的影响.计算结果表明,在相同行驶环境下,直角梯形轮齿车轮具有最佳的牵引性能. 相似文献
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模拟月壤可行驶性的离散元数值分析 总被引:6,自引:2,他引:4
基于模拟月壤扫描电镜显微照片,建立土颗粒的几何模型,提出不规则形状颗粒群系统的生成策略,构建模拟月壤颗粒间接触的简化本构模型,并利用量纲分析法和双轴压缩试验离散元模拟,建立土宏观力学特性与细观模型参数的关系,结合模拟月壤的三轴压缩试验数据确定离散元模型参数.在月球重力环境下,对轮-土交互作用进行离散元模拟,推导土壤推力的细观表达式,定性分析不同滑转率时土颗粒的动态行为,定量分析模拟月壤的可行驶性.研究结果表明,土壤推力随滑转率的提高而增大;当车轮以高滑转率行驶时,土壤推力相对行驶时间存在瞬态和稳态2个阶段,并且瞬态值高于稳态值. 相似文献
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航天电子设备可靠性评估方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了一种综合利用航天电子设备分系统可靠性信息和试验数据以及整机系统试验数据的Bayes可靠性评估方法.该方法利用最大熵方法融合分系统可靠性信息,推导了从分系统可靠性矩到系统可靠性矩的计算公式,然后建立了基于继承因子ρ的混合β先验分布,结合整机系统试验数据确定后验分布,最后,基于后验分布推断航天电子设备可靠性.采用该方法对航天电子设备可靠性进行了评估,当整机系统试验数据为240次时,航天电子设备在置信水平0.70的情况下可靠度可达到0.9991,所要求的整机系统试验次数比经典方法约降低了4/5. 相似文献